超燃发动机流场组分浓度的在线测量

为了正确评价超燃发动机试验状态,采用自发拉曼散射技术在线测量了超燃发动机流场的主要组分。基于发动机试验条件和发动机与光学诊断技术的接口,建立了用于发动机流场组分测量的自发拉曼散射实验系统;测量了多车次发动机试验过程中流场主要组分的拉曼光谱;最后,通过光谱计算获得了流场主要组分浓度信息并重点分析了来流氧气含量及其变化情况。实验显示:发动机试验中,部分车次试验补氧后的来流中氧气的最大含量达到了30%,最小含量为18%,说明发动机试验过程中,对补氧量的控制精确和稳定性还有待提高。结果表明:采用自发拉曼散射技术可以较好地完成来流主要组分浓度测量工作,测量结果可用于发动机试验数据的分析及来流补氧控制方式和控制精度的改进。     

固体火箭冲压发动机试验测控的虚拟仪器实现

在深入分析固体火箭冲压发动机试验参数特点及进气模拟对控制系统要求的基础上,提出发动机温度、压力、流量及推力测量和进气模拟的虚拟仪器实现方案。利用LabVIEW测量与自动化软件开发平台,开发了适用固体火箭冲压发动机试验推力、压力、流量和温度测量的数据采集软件。基于PID控制器开发了温度、压力调节控制软件,能根据试验要求自动地调节空气和燃油的流量,实现进气温度、压力模拟和试验过程控制。     

合作共赢

正我国推力最大分段式固体火箭发动机试车成功8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。     

小推力液体火箭发动机地面试验系统设计

某靶标巡航系统采用了小推力液体火箭发动机,该火箭发动机关系到整个靶标系统的可靠性。分析了该巡航系统小推力液体火箭发动机,设计了其地面试验系统,分析得到了系统搭建的关键参数,提出了贮箱自动稳压与系统测试方案,从而为试验系统应用提供了理论依据。     

吸收光谱法冲压发动机隔离段来流质量的流量测量

为实现冲压发动机地面直连试验中来流质量流量的测量校核,研制了吸收光谱法测量系统并开展了台架验证试验。首先,介绍了基于隔离段温度、流速测量计算质量流量的原理,针对台架试验环境适应性、长期工作稳定性问题,介绍了测量系统和光机设计方案,然后介绍了波长标定、温度与流速反演关键算法。在Ma6.5,6.0kg/s流量状态两个独立车次台架试验吸收光谱法计算质量流量的最大偏差为5%,验证了所提出方法的可行性。该方法为吸气式发动机来流状态的精细测量提供了新的方案和技术手段,未来可望用于来流捕获的实时反馈控制。     

小直径固体火箭发动机包覆层厚度检测系统设计

为了实现小直径固体火箭发动机包覆层厚度实时、非接触且高精度的测量,设计了一套应用激光位移传感器实现高精度的非接触式测量系统。本系统通过伺服控制系统、大长度悬臂梁、激光位移传感器以及计算机控制系统的精密结合,保证了系统能够精准的对包覆层厚度进行实时在线测量。主要介绍了系统的构成、检测原理、误差分析以及部分实验分析。该系统操作简单、精度高且稳定性好,可以实现对小直径固体火箭发动机包覆层厚度的非接触实时在线的高精度测量,满足现场测量要求。     

固体火箭发动机夹具力矩计算方法的研究

固体火箭发动机在进行径向振动试验时,通常通过上、下弧座固定在振动台面上,若对弧座连接螺栓预紧力的施加不合理,则会对发动机造成不同程度的损伤。从固体火箭发动机安装弧座连接螺栓的预紧力开始分析,研究了一种螺栓最大拧紧力矩、最小拧紧力矩的计算方法,提出推荐拧紧力矩,并通过某型号固体火箭发动机振动试验实例验证了该方法的可行性。为固体火箭发动机径向振动试验提供了一种可参考的螺栓拧紧力矩确定方法,且对于今后的发动机径向夹具设计具有重要的指导意义。     

固体火箭发动机气密性自动化检测技术与应用研究

固体火箭发动机气密性检测是判断发动机密封性能的重要检测方法。现阶段,自动化气密检测技术的研究及应用受到人们的广泛关注。针对发动机气密性检测人工依赖性强、效率低、不利于产品规模化生产的短板,开展了固体火箭发动机气密性自动化检测技术及应用研究。依据固体火箭发动机气密性检测通用化要求,研究了发动机气密性自动化检测技术实施的系统组成及集成,优化了发动机气密性检测工艺流程,构建了一套多通道自动化气密性检测系统,通过各类传感器、电气系统、PLC控制系统等设计和运用,实现发动机气密性检测过程中工艺参数的自动控制、测试参数的自动采集等功能,通过单通道、多通道测试验证,系统可靠且测试结果满足工艺要求,经工程应用可满足多通道多发产品同时或错峰气密性自动化检测需求。与传统的人工调节气检配气台进行单发发动机气密性检测工艺方法相比,多通道发动机气密性自动化检测工艺方法可实现发动机气密试验自动化检测技术的工程应用,可大幅提高固体火箭发动机总装效率和气密检测质量。     

ATR发动机建模及特性分析

空气涡轮冲压发动机(ATR)是一种组合推进系统,来流空气经进气道激波之后,又经压气机再次压缩。由于转子系统的引入,ATR发动机的燃烧室—进气道相互作用及工作模态转换方式比冲压发动机更加复杂。为分析压缩系统的工作特性,以预冷式ATREX发动机为研究对象,利用尾喷管阻塞机制、涡轮—压气机匹配、燃烧室Rayleigh方程等建立非设计点稳态数学模型。计算给定飞行条件下,发动机压缩系统工作状态随燃料流量的变化过程,分析双压缩机制的耦合作用,得到ATR发动机工作特性的一般结论。     

固体火箭发动机测试系统

介绍一种测试固体火箭发动机性能的测试系统.给出了系统的硬件配置、软件模块,分析了系统的测试误差等.     

基于微生物呼吸法的在线水质毒性分析仪的研究

一种基于微生物呼吸法的在线水质毒性分析仪通过连续监测系统中细菌的呼吸耗氧状态来监测水体水质的突发变化.以大肠杆菌(Escherichia coli)进行试验,以3种不同浓度的氯化汞样品测定后氧含量下降值差异明显,耗氧曲线在5min左右时开始发生分离,毒性效应与毒性物浓度正相关.试验表明该仪器能初步实现水质毒性的在线监测.     

钛镍合金固体火箭发动机一维非稳态导热及热应力研究

本文以固体发动机地面试车启动工况为背景,将其简化为一维等厚壁圆筒,进行非稳态圆筒热应力计算。先将火箭发动机启动时瞬态温度作为边界条件,利用ABAQUS分析等厚圆筒非稳态导热,得到瞬态温度场;再用MATLAB编程实现等厚壁圆筒的热应力的计算。本论文发展了固体发动机减维热应力计算方法,为概念设计和参数敏感性分析提供方法支持。     

基于BP网络的固体火箭发动机药柱铣削加工物理仿真

物理仿真是在实际加工过程进行之前分析与预测各参数的变化及干扰因素对加工过程的影响,揭示加工过程的本质,分析工件加工质量,辅助在线检测与在线控制,分析具体工艺参数下的工艺规程质量,进行工艺规程的优化的一门技术.介绍了基于人工神经网络的固体火箭发动机药柱铣削加工过程物理仿真模型.     

燃烧加热污染空气对超燃冲压发动机性能影响研究

针对燃烧加热地面试验设备存在的工质污染问题,采用数值模拟方法研究了燃烧加热污染空气对氢燃料超燃冲压发动机性能的影响。以飞行马赫数Ma=6.5,当量油气比ER=0.6为计算基准状态,分别对纯净空气和污染空气来流下氢燃料超燃冲压发动机的整机流场和性能进行了对比计算分析。燃烧化学反应模拟采用了改进的H₂/O₂七组分八方程模型,湍流模型为标准的 k-ε模型,并采用直连式燃烧室试验数据进行了数值方法的验证。研究结果表明:(1)相对于纯净空气来流,污染空气来流下的超燃冲压发动机推力和比冲均有所下降。(2)采用酒精燃烧加热器的前提下,来流参数匹配静温、静压、马赫数时,发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而匹配总温、总压、马赫数时相差最大。(3)来流参数匹配总焓、静压、马赫数的前提下,采用氢燃烧加热器时发动机性能与纯净空气来流下的结果最为接近,而采用甲烷燃烧加热器时相差最大。      

商业运载火箭主发动机技术发展现状分析与展望

运载火箭是实施航天活动、进入太空的重要运输工具。现首先阐述了主发动机是运载火箭的核心部件；随后详细介绍了固体和液体两种火箭发动机的工作原理、组成结构和特点，分析了国内外商业运载火箭主发动机发展现状和技术特点；最后，从市场竞争角度出发，总结了商业运载火箭主发动机的发展过程和发展趋势。     

冲压发动机羽流温度 TDLAS 在线测量系统

为实现碳氢燃料冲压发动机羽流温度在线测量,以H_2O分子为目标组分,通过分子光谱仿真计算优选(7 444.352+7 444.371) cm~(-1)-(7 185.586 5+7 185.597 3) cm~(-1)谱线对,采用扫描波长直接吸收光谱-时分复用(SDAS-TDM)策略设计了用于碳氢燃料冲压发动机羽流参数测量的可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)系统,并利用预混平面火焰炉验证了该系统测温精度,结果显示采用此系统对预混平面火焰炉高度1 cm处火焰温度测量结果与标准参考值相对偏差均在15%之内。在此基础上,将该系统应用于碳氢燃料冲压发动机羽流参数测量,通过交替调制1 392 nm与1 343 nm半导体激光器,测量调制激光经待测区域后的光强衰减信号,获得H_2O分子在(7 444.352+7 444.371) cm~(-1)和(7 185.597+7 185.597 3) cm~(-1)谱线吸收光谱,通过双线技术实现了发动机羽流温度在线测量,为碳氢燃料冲压发动机燃烧组织与性能评估提供重要参考。     

固体火箭发动机复杂翼槽加工数控系统的研究

固体火箭发动机药柱复杂翼槽的成型,目前国内均采用浇铸工艺实现,这种方法适用于大批量生产。因此,需要研究一种适用用实验期间的自动化设备,以减少产品设计成本和周期。固体火箭发动机复杂翼槽加工的混联机床数控系统主要是其硬件和软件系统的设计,其中硬件系统的实现采用了“PC机＋运动控制卡”结构;软件系统为人机界面的开发和利用NC代码在虚拟轴机床上实现工件的加工,其中包括G代码生成,格式转化,插补,坐标变换等。     

ZDO—101型氧量测定仪性能研究

讨论了用氧化锆固体电解质氧浓差电池测定气体中氧含量时，还原性气体杂质影响测量准确度的原因，研究了净化杂质的技术。以不同方法配制样品气，验证了了净化技术的效果及仪器测量的准确度和重复性，对仪器的结构、电测系统及其特性作了介绍。     

考虑多维误差的复杂装配过程数字孪生建模方法

针对多维误差耦合作用下大型固体火箭发动机等复杂产品装配过程中装配精度难以预测的问题，引入数字孪生概念，揭示制造误差、装配变形与定位误差耦合的装配偏差传递机理，据此提出一种复杂装配过程多维度高保真数字孪生模型构建及其驱动的装配精度在线分析方法。首先，从制造误差和装配变形耦合的角度，提出面向装配精度在线分析的数字孪生框架。其次，研究复杂装配过程数据感知模型、点云几何模型和装配变形机理模型的构建与融合方法，形成复杂装配过程多维度高保真数字孪生模型。在此基础上以装配特征为节点，基于雅可比矩阵和非理想表面模型，通过接入装配现场数据实现复杂装配过程装配精度在线分析与预测。最后，以大型固体火箭发动机喷管智能装配平台为对象，验证所提技术、方法与模型的正确性和有效性。     

数字孪生驱动的固体发动机总体设计体系架构与应用

为了改进固体发动机以经验半经验为主的设计模式,解决固体发动机设计与仿真分离、数值模拟与物理试验分离、地面试验数据测不了、测不准和测不到等难题,推动固体发动机由经验驱动设计向数据和模型驱动设计转型,从数字孪生体的内涵出发,研究建立了数字孪生驱动的固体发动机总体设计概念体系,从过程、模型和数据3个视角定义了固体发动机数字孪生,并提出了过程孪生、模型孪生和数据孪生的概念;在此基础上,建立了数字孪生驱动的固体发动机总体设计系统5层架构模型,分析了各层的内涵及层与层之间的关系;从过程孪生、模型孪生和数据孪生3个概念出发,研究了数字孪生驱动的固体发动机总体设计系统的运行机制;分析了系统的特点,探讨了系统在发动机设计中的应用方法,并给出了初步的实现方案,为下一步落地应用提供理论参考。